CH702609A2

CH702609A2 - Retaining ring for a Turbinenleitapparatschaufel with improved thermal insulation.

Info

Publication number: CH702609A2
Application number: CH00124/11A
Authority: CH
Inventors: Thomas J Brunt; Daniel David Snook
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2010-01-29
Filing date: 2011-01-25
Publication date: 2011-07-29
Also published as: CN102140936A; DE102011000147A1; US20110189008A1; JP2011157962A

Abstract

Es wird Haltering (300) für eine Turbinenteilapparatschaufel einer Gasturbine offengelegt. Der Haltering (300) enthält einen Hauptkörper (310) mit einer im Wesentlichen zylindrischen Form. Ein Paar von Umfangshalteansätzen (315) ragt aus dem Hauptkörper (310) radial nach innen. Jeder Halteansatz (325, 330) des Paares der Umfanghalteansätze (315) kann entlang seiner Umfangslänge segmentiert sein.It is disclosed retaining ring (300) for a turbine section of a gas turbine turbine engine. The retaining ring (300) includes a main body (310) having a substantially cylindrical shape. A pair of circumferential retention lugs (315) project radially inward from the main body (310). Each retention lug (325, 330) of the pair of perimeter holds (315) may be segmented along its perimeter.

Description

Gebiet der ErfindungField of the invention

[0001] Diese Erfindung betrifft allgemein einen Haltering zum Unterstützen einer Turbinenleitapparatschaufel einer Gasturbine und insbesondere einen Haltering mit verbesserter thermischer Isolation, um somit einer Unrundheit des Halterings vorzubeugen. This invention relates generally to a retainer ring for supporting a turbine nozzle of a gas turbine engine, and more particularly to a retainer ring having improved thermal insulation so as to prevent out-of-roundness of the retainer ring.

Hintergrund der ErfindungBackground of the invention

[0002] In einer Gasturbine strömen heisse Verbrennungsgase aus einer ringförmigen Anordnung von Brennern durch ein Übergangsteil für einen Durchfluss entlang einem ringförmigen Heissgaspfad. Insbesondere sind entlang dem Heissgaspfad Turbinenstufen dergestalt angeordnet, dass die heissen Verbrennungsgase aus dem Übergangsteil durch Leitapparatschaufeln und Laufschaufeln der ersten Stufe und durch Leitapparatschaufeln und Laufschaufeln von nachfolgenden Turbinenstufen strömen. Die Leitapparatschaufeln der ersten Stufe enthalten typischerweise eine ringförmige Anordnung oder Baugruppe gegossener Leitapparatschaufelsegmente, wovon jedes ein oder mehrere Leitapparatstatorleitschaufeln pro Segment enthält. Jedes Leitapparatschaufelsegment der ersten Stufe enthält auch innere und äussere Seitenwandabschnitte, die radial voneinander in Abstand angeordnet sind. Bei dem Zusammenbau der Leitapparatschaufelsegmente werden die Statorleitschaufeln in Umfangsrichtung in Abstand voneinander angeordnet, um eine ringförmige Anordnung davon zwischen den ringförmigen inneren und äusseren Seitenwänden zu erzeugen. Ein mit dem Turbinengehäuse verbundener Leitapparatschaufelhaltering ist mit der äusseren Seitenwand der Leitapparatschaufel der ersten Stufe verbunden und unterstützt die Leitapparatschaufeln der ersten Stufe in dem Gasströmungspfad der Turbine. Ein ringförmiger Leitapparatschaufelunterstützungsring, bevorzugt bei einer horizontalen Mittellinie unterteilt, steht mit der inneren Seitenwand in Eingriff und kann die Leitapparatschaufeln der ersten Stufe gegen eine axiale Bewegung unterstützen. In a gas turbine, hot combustion gases flow from an annular array of burners through a transition part for flow along an annular hot gas path. In particular, turbine stages are arranged along the hot gas path such that the hot combustion gases flow from the transition section through first stage nozzle vanes and blades and through vanes and blades of subsequent turbine stages. The first stage nozzle vanes typically include an annular array of cast nozzle vane segments, each containing one or more nozzle stator vanes per segment. Each first stage nozzle airfoil segment also includes inner and outer sidewall portions spaced radially from one another. In assembling the nozzle segments, the stator vanes are circumferentially spaced apart to create an annular arrangement thereof between the annular inner and outer sidewalls. A nozzle vane retaining ring connected to the turbine housing is connected to the outer sidewall of the first stage nozzle vane and supports the first stage nozzle vanes in the gas flow path of the turbine. An annular nozzle vane support ring, preferably divided at a horizontal centerline, engages the inner sidewall and may support the first stage nozzle vanes against axial movement.

[0003] Seitendichtungselemente können die ringförmige Anordnung der Leitapparatschaufelsegmente gegenseitig entlang angrenzenden Umfangskanten abdichten. Die Seitendichtungen können Dichtungen zwischen einem Hochdruckbereich radial innerhalb von der inneren Seitenwand und radial ausserhalb der äusseren Seitenwand (d.h., der Verdichterauslassluft bei hohem Druck) und den heissen Verbrennungsgasen in dem Heissgasstrom, die sich bei einem niedrigeren Druck befinden, abdichten. Sehnenscharnierdichtungen werden zum Abdichten zwischen der inneren Seitenwand der Leitapparatschaufeln der ersten Stufe und einer axial zeigenden Oberfläche des Leitapparatschaufelunterstützungsringes und zwischen der äusseren Seitenwand und einem Deckband der ersten Laufschaufel verwendet. Somit können die Sehnenscharnierdichtungen auch gegenüber einer Leckage aus dem Hochdruckbereich in den Niederdruckbereich des Heissgaspfades abdichten. Side seals may seal the annular array of nozzle segments to each other along adjacent peripheral edges. The side seals may seal seals between a high pressure region radially inward of the inner sidewall and radially outward of the outer sidewall (i.e., compressor discharge air at high pressure) and the hot combustion gases in the hot gas stream which are at a lower pressure. Chordal hinge seals are used to seal between the inner sidewall of the first stage nozzle vanes and an axially facing surface of the nozzle shroud support ring and between the outer sidewall and a shroud of the first blade. Thus, the chordal hinge seals can also seal against leakage from the high pressure region into the low pressure region of the hot gas path.

[0004] Fig. 1 stellt ein herkömmliches Seitenwandhaltesystem 100 einer Leitapparatschaufel 110 einer ersten Stufe einer Gasturbine dar. Die Leitapparatschaufel 110 der ersten Stufe enthält eine äussere Seitenwand 115, eine innere Seitenwand 120 und ein zwischen einem Leitapparatschaufelhaltering 130 und einem Leitapparatschaufelunterstützungsring 135 positioniertes Schaufelblatt 125. Der Leitapparatschaufelhaltering 130 und der Unterstützungsring 135 sind an dem (nicht dargestellten) Gehäuse der Turbine befestigt. Der Leitapparatschaufelhaltering 130 ist auch mit der äusseren Seitenwand 115 verbunden und befestigt die Leitapparatschaufel 110 der ersten Stufe. Der Leitapparatschaufelunterstützungsring 135 ist radial innerhalb der inneren Seitenwand 120 angeordnet und steht mit der inneren Seitenwand 120 in Eingriff. Der Leitapparatschaufel 110 der ersten Stufe enthält auch Sehnenscharnierschienen für die innere Seitenwand 120 und die äussere Seitenwand 115. Die Sehnenscharnierschiene 145 auf der inneren Seitenwand 120 stellt eine axiale Unterstützung für die Leitapparatschaufel 110 gegenüber dem Unterstützungsring 135 bereit und die Sehnenscharnierschiene 150 auf der äusseren Seitenwand 115 stellt eine axiale Unterstützung für die Leitapparatschaufel 110 gegenüber dem Deckband 160 der Laufschaufel 170 der ersten Stufe bereit. Die innere Sehnenscharnierschiene 145 und die äussere Sehnenscharnierschiene 150 stellen ferner Sehnenscharnierdichtungen 147, 152 zur Abdichtung gegenüber einer Leckage aus dem Hochdruckverdichterauslassbereich in den Bereich mit niedrigerem Druck des Heissgaspfades bereit. FIG. 1 illustrates a conventional sidewall retention system 100 of a first stage nozzle of a gas turbine. The first stage nozzle 110 includes an outer sidewall 115, an inner sidewall 120, and an airfoil 125 positioned between a nozzle vane retaining ring 130 and nozzle vane support ring 135 The nozzle support ring 130 and the support ring 135 are attached to the housing (not shown) of the turbine. The nozzle shroud retaining ring 130 is also connected to the outer sidewall 115 and secures the first stage nozzle shroud 110. The nozzle shroud support ring 135 is disposed radially inwardly of the inner sidewall 120 and engages the inner sidewall 120. The first stage nozzle airfoil 110 also includes chordal hinge rails for the inner sidewall 120 and the outer sidewall 115. The chordal hinge rail 145 on the inner sidewall 120 provides axial support for the nozzle 110 relative to the support ring 135 and the chordal hinge rail 150 on the outer sidewall 115 provides axial support for the nozzle vane 110 opposite the shroud 160 of the first stage bucket 170. The inner chordal hinge rail 145 and the outer chordal hinge rail 150 also provide chordal hinge seals 147, 152 for sealing against leakage from the high pressure compressor discharge area to the lower pressure region of the hot gas path.

[0005] Die Sehnenscharnierschiene 150 der äusseren Seitenwand 115 der Leitapparatschaufel 110 ragt radial aus der äusseren Seitenwand 115 vor. Die Sehnenscharnierschiene 150 enthält einen nach vorne zeigenden ringförmigen Halteansatz 175 an ihrem äussersten radialen Vorsprung. Der Halteansatz 175 steht sich mit einer nach hinten zeigenden ringförmigen Nut 180 in Verbindung, die durch einen nach hinten zeigenden Haltehaken 185 auf dem Haltering 130 definiert ist. Der auf dem Haltehaken 185 des Halterings 130 einwirkende Halteansatz 175 der Sehnenscharnierschiene 150 stellt eine radiale Unterstützung für die Leitapparatschaufel 110 bereit. Der ringförmige Haltehaken 185 kann in (nicht dargestellte) Segmente unterteilt sein. Eine Umfangsunterstützung kann durch einen (nicht dargestellten) Drehverhinderungsstift bereitgestellt werden, der durch den Haltering 130 und den Halteansatz 175 verläuft. The chordal hinge rail 150 of the outer side wall 115 of the Leitschatschaufel 110 protrudes radially from the outer side wall 115. The tendon hinge rail 150 includes a forwardly facing annular retention lug 175 at its outermost radial projection. The retaining lug 175 communicates with a rearwardly facing annular groove 180 defined by a rearwardly facing retaining hook 185 on the retaining ring 130. The retaining lug 175 of the tendon hinge rail 150 acting on the retaining hook 185 of the retaining ring 130 provides radial support for the nozzle vane 110. The annular retaining hook 185 may be divided into segments (not shown). A circumferential support may be provided by a rotation prevention pin (not shown) passing through the retaining ring 130 and the retaining lug 175.

[0006] Stromerzeugungs-Gasturbinen verwenden herkömmlicherweise ein Hakenhalterungsschema. Verbesserungen wurden an dem herkömmlichen Hakenhalterungsschema durch Veränderung der zusammenhängenden Hakenanordnung in eine segmentierte Hakenanordnung durchgeführt. Diese Änderung führte zu einer begrenzteren Leitapparatschaufelbelastung und einer besseren Leitapparatschaufelabdichtung, führte aber auch zu einer suboptimalen thermischen Isolation des Halterings, und somit zur Aussetzung des Halterings an hohe Wärmegradienten. Die sich ergebenden Wärmespannungen aus einer derartigen Aussetzung können die Formänderungsfestigkeit des Halteringmaterials überschreiten, was eine Verwindung oder Unrundheit des Halterings bewirken kann. Dieses kann ein ernsthaftes Problem sein, da ein unrunder Ring typischerweise die Reparatur- und Wartungskosten in Verbindung mit dem Haltering und der Leitapparatschaufelbaugruppe der ersten Stufe erhöht. Zusätzlich kann die Unrundheit des Halterings eine Verbiegung der Leitapparatschaufel der ersten Stufe bewirken, was zu einem Kontakt des Leitapparatschaufel-Engelflügels und der Laufschaufelblattform der ersten Stufe führen und schliesslich die Laufschaufel beschädigen kann. Power generation gas turbines traditionally use a hook retention scheme. Improvements have been made to the conventional hook retention scheme by changing the contiguous hook assembly into a segmented hook arrangement. This change resulted in a more limited nozzle blade loading and a better nozzle seal, but also resulted in less than optimal thermal isolation of the retainer ring and thus exposure of the retainer ring to high thermal gradients. The resulting thermal stresses from such exposure may exceed the yield strength of the retaining ring material, which may cause twisting or out-of-roundness of the retaining ring. This can be a serious problem because a non-circular ring typically increases the cost of repair and maintenance associated with the first stage retaining ring and nozzle assembly. In addition, the out-of-roundness of the retainer ring may cause bowing of the first stage nozzle vane, resulting in contact of the nozzle vane angel wing and the first stage blade form, and ultimately may damage the rotor blade.

[0007] Derzeit besteht eine Lösung zur Verhinderung einer Ringunrundheit in der Änderung des für die Herstellung eines Halterings verwendeten Materialtyps. Beispielsweise kann das Ringmaterial auf eine Legierung mit höherer Festigkeit umgestellt werden, um somit dem Haltering zu ermöglichen, der durch das Fehlen einer thermischen Isolation bewirkten erhöhten Belastung zu widerstehen. Jedoch erhöht die Verwendung derartiger Legierungen mit höherer Festigkeit die Kosten eines Halterings und die Gesamtherstellungskosten einer Gasturbine. At present, there is a solution for preventing ring runout from changing the type of material used to make a retaining ring. For example, the ring material may be switched to a higher strength alloy, thus allowing the retaining ring to withstand the increased stress caused by the lack of thermal insulation. However, the use of such higher strength alloys increases the cost of a retaining ring and the overall manufacturing cost of a gas turbine.

[0008] Daher würde eine verbesserte thermische Isolation eines Halterings zum Verringern der auf den Haltering einwirkenden Wärmespannungen und dadurch eine Verhinderung einer Unrundheit des Halterings in der Technologie akzeptiert werden. Therefore, improved thermal insulation of a retaining ring would be accepted for reducing the thermal stresses acting on the retaining ring and thereby preventing out-of-roundness of the retaining ring in the technology.

Kurzbeschreibung der ErfindungBrief description of the invention

[0009] Aspekte und Vorteile der Erfindung werden teilweise in der nachstehenden Beschreibung dargestellt oder können aus der Beschreibung ersichtlich sein, oder können durch die praktische Ausführung der Erfindung erkannt werden. Aspects and advantages of the invention will be set forth in part in the description which follows, or may be obvious from the description, or may be learned by practice of the invention.

[0010] In einem Aspekt stellt der vorliegende Erfindungsgegenstand einen Haltering für eine Turbinenleitapparatschaufel einer Gasturbine bereit. Der Haltering enthält einen Hauptkörper und ein Paar von Umfangshalteansätzen, die aus dem Hauptkörper radial nach innen ragen. Das Paar der Umfanghalteansätze kann für eine Befestigung an einer Leitapparatschaufel konfiguriert sein. Zusätzlich kann jeder Halteansatz des Umfangshalteansatzpaares entlang seiner Umfangslänge segmentiert sein. In one aspect, the present subject matter provides a retaining ring for a turbine nozzle of a gas turbine. The retaining ring includes a main body and a pair of circumferential retention lugs projecting radially inward from the main body. The pair of perimeter holds may be configured for attachment to a nozzle vane. In addition, each retaining lug of the circumferential retaining lug pair may be segmented along its circumferential length.

[0011] In einem weiteren Aspekt stellt der vorliegende Erfindungsgegenstand ein Halteschema einer äusseren Seitenwand für eine Turbinenleitapparatschaufel einer Gasturbine bereit. Das Halteschema der äusseren Seitenwand kann einen Haltering und wenigstens eine Leitapparatschaufel beinhalten. Der Haltering kann einen Hauptkörper und ein Paar von Umfangshalteansätzen enthalten, die sich aus dem Hauptkörper erstrecken. Die Leitapparatschaufel kann eine innere Seitenwand und eine äussere Seitenwand enthalten. Das Paar der Umfangshalteansätze kann entlang seiner Umfangslänge segmentiert sein und kann für eine Befestigung an der äusseren Seitenwand der Leitapparatschaufel konfiguriert sein, um so die Leitapparatschaufel zu unterstützen. In a further aspect, the present subject matter provides a retaining scheme of an outer side wall for a turbine nozzle of a gas turbine engine. The retaining scheme of the outer side wall may include a retaining ring and at least one nozzle vane. The retaining ring may include a main body and a pair of circumferential retention lugs extending from the main body. The nozzle vane may include an inner sidewall and an outer sidewall. The pair of circumferential retention lugs may be segmented along its circumferential length and may be configured for attachment to the outer sidewall of the nozzle vane so as to assist the nozzle vane.

[0012] Diese und weitere Merkmale, Aspekt und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden besser unter Bezugnahme auf die nachstehende Beschreibung und die beigefügten Ansprüche ersichtlich. Die beigefügten Zeichnungen, welche in dieser Beschreibung enthalten sind und einen Teil davon bilden, veranschaulichen Ausführungsformen der Erfindung und dienen zusammen mit der Beschreibung zur Erläuterung der Prinzipien der Erfindung. These and other features, aspects and advantages of the present invention will become more apparent upon reference to the following description and appended claims. The accompanying drawings, which are incorporated in and constitute a part of this specification, illustrate embodiments of the invention and, together with the description, serve to explain the principles of the invention.

Kurzbeschreibung der ZeichnungenBrief description of the drawings

[0013] Eine vollständige und grundlegende Offenlegung der vorliegenden Erfindung einschliesslich ihrer besten Ausführungsart, die sich an den Fachmann richtet, wird nachstehend in der Beschreibung beschrieben, welche auf die beigefügten Zeichnungen Bezug nimmt, in welchen: A complete and basic disclosure of the present invention, including its best mode, directed to those skilled in the art will now be described in the description which refers to the accompanying drawings, in which:

[0014] Fig. 1 ein typisches Hakenhalteschema für eine äussere Seitenwand einer Leitapparatschaufel der ersten Stufe veranschaulicht; Fig. 1 illustrates a typical hook retention scheme for an outer sidewall of a first stage nozzle scoop;

[0015] Fig. 2 einen isometrischen Querschnitt einer Ausführungsform eines Halterings aus einer hinteren Perspektive gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; Figure 2 illustrates an isometric cross section of one embodiment of a retainer ring from a rear perspective according to one aspect of the present subject matter;

[0016] Fig. 3 einen isometrischen Querschnitt einer Ausführungsform eines Halterings aus einer vorderen Perspektive gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; Figure 3 illustrates an isometric cross section of an embodiment of a retaining ring from a front perspective according to an aspect of the present subject matter;

[0017] Fig. 4 eine isometrische Ansicht eines Abschnittes einer Ausführungsform des Innenumfangs eines Halterings aus einer vorderen Perspektive gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; Figure 4 illustrates an isometric view of a portion of an embodiment of the inner periphery of a retaining ring from a front perspective according to one aspect of the present subject matter;

[0018] Fig. 5 eine Seitenansicht einer Ausführungsform einer Leitapparatschaufel gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; Figure 5 illustrates a side view of one embodiment of a nozzle vane according to one aspect of the present subject matter;

[0019] Fig. 6 eine isometrische Ansicht einer Ausführungsform einer Aussenseite einer äusseren Seitenwand einer Leitapparatschaufel gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; Figure 6 illustrates an isometric view of an embodiment of an outside of an outer side wall of a nozzle vane in accordance with an aspect of the present subject matter;

[0020] Fig. 7 eine Draufsicht einer Ausführungsform einer Aussenseite einer äusseren Seitenwand einer Leitapparatschaufel gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht; und Fig. 7 illustrates a top view of an embodiment of an outside of an outer side wall of a nozzle vane in accordance with an aspect of the present subject matter; and

[0021] Fig. 8 eine schematische Ansicht einer Ausführungsform eines Halteschemas einer äusseren Seitenwand gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes veranschaulicht. Fig. 8 illustrates a schematic view of an embodiment of a retaining scheme of an outer side wall according to one aspect of the present subject matter.

Detaillierte Beschreibung der ErfindungDetailed description of the invention

[0022] Es wird nun detaillierter Bezug auf Ausführungsformen der Erfindung genommen, wovon oder ein oder mehrere Beispiele in den Zeichnungen dargestellt sind. Jedes Beispiel wird im Rahmen einer Erläuterung der Erfindung und nicht einer Einschränkung der Erfindung bereitgestellt. Tatsächlich dürfte es für den Fachmann ersichtlich sein, dass verschiedene Modifikationen und Varianten in der vorliegenden Erfindung ohne Abweichung von dem Schutzumfang oder dem Erfindungsgedanken der Erfindung vorgenommen werden können. Beispielsweise können als Teil einer Ausführungsform dargestellte und beschriebene Merkmale bei einer weiteren Ausführungsform genutzt werden, um noch eine weitere Ausführungsform zu erhalten. Somit soll die vorliegende Erfindung derartige Modifikationen und Varianten abdecken, soweit sie in den Schutzumfang der beigefügten Ansprüche und deren Äquivalente fallen. Reference will now be made in detail to embodiments of the invention, one or more examples of which are illustrated in the drawings. Each example is provided by way of explanation of the invention and not limitation of the invention. Indeed, it will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the scope or spirit of the invention. For example, features illustrated and described as part of one embodiment may be used in another embodiment to yield yet another embodiment. Thus, the present invention is intended to cover such modifications and variations as fall within the scope of the appended claims and their equivalents.

[0023] Wie vorstehend dargestellt kann ein Haltering in einer Gasturbine oft hohen Wärmegradienten ausgesetzt sein. Dieses beruht im Wesentlichen auf der Betriebsumgebung in der Gasturbine zusammen mit einer fehlenden ausreichenden Wärmeisolation des Halterings. Beispielsweise können die Stellen, an welchen die Turbinenleitapparatschaufeln an einem Haltering befestigt sind, hohen Temperaturen aufgrund der Wärme ausgesetzt sein, die von den und durch die Aussenseitenwände der Leitapparatschaufel übertragen werden, wenn heisse Verbrennungsgase entlang dem Heissgaspfad strömen. Jedoch ist an Stellen auf einem Haltering, die sich weiter weg von derartigen Befestigungspunkten befinden, die Temperatur relativ kühler. Diese Temperaturdifferenz kann zu auf den Haltering einwirkenden erhöhten thermischen Spannungen führen. Insbesondere können zu Zeitpunkten, wenn der Haltering deutlich erhöhten Wärmegradienten ausgesetzt wird, wie z.B. während eines Übergangsbetriebszustandes (z.B. Starten/Abschalten der Gasturbine), die sich ergebenden Wärmespannungen die Verformungsfestigkeit des Ringmaterials überschreiten und dadurch eine Unrundheit des Halteringes bewirken. As indicated above, a retaining ring in a gas turbine can often be exposed to high thermal gradients. This is essentially due to the operating environment in the gas turbine together with a lack of sufficient heat insulation of the retaining ring. For example, the locations where the turbine nozzle vanes are attached to a retaining ring may be exposed to high temperatures due to the heat transferred from and through the outside walls of the nozzle vane when hot combustion gases flow along the hot gas path. However, at locations on a retaining ring farther from such attachment points, the temperature is relatively cooler. This temperature difference can lead to increased thermal stresses acting on the retaining ring. In particular, at times when the retaining ring is subjected to significantly increased thermal gradients, such as e.g. during a transient operating condition (e.g., starting / stopping the gas turbine), the resulting thermal stresses exceed the resistance to deformation of the ring material and thereby cause out-of-roundness of the retaining ring.

[0024] Gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes stellen die Fig. 2, 3 und 4 eine Ausführungsform eines Halterings 300 dar, der für eine Befestigung und Unterstützung einer Turbinenleitapparatschaufel einer Gasturbine konfiguriert ist. Zusätzlich kann der Haltering 30 dergestalt konfiguriert sein, dass er die in dem Ring 300 zu sehenden Wärmegradienten verringert, indem er eine thermische Isolation von Hochtemperaturbereichen des Halterings 300 von Bereichen niedrigerer Temperatur ermöglicht. Somit können die auf den Haltering 300 einwirkenden resultierenden Wärmespannungen verringert und dadurch die Wahrscheinlichkeit einer Halteringunrundheit aufgrund von Ringverformung verhindert oder reduziert werden. According to one aspect of the present invention, FIGS. 2, 3 and 4 illustrate an embodiment of a retaining ring 300 configured for mounting and supporting a turbine nozzle of a gas turbine engine. In addition, the retainer ring 30 may be configured to reduce the thermal gradient seen in the ring 300 by allowing thermal isolation of high temperature regions of the retainer ring 300 from lower temperature regions. Thus, the resultant thermal stresses acting on the retaining ring 300 can be reduced, thereby preventing or reducing the likelihood of retaining ring runout due to ring deformation.

[0025] Fig. 2 und 3 stellen einen isometrischen Querschnitt einer Ausführungsform des Halterings 300 aus einer hinteren bzw. vorderen Perspektive dar. Fig. 4 veranschaulicht eine isometrische Ansicht eines Abschnittes einer Ausführungsform des Innenumfangs des Halterings 300. FIGS. 2 and 3 illustrate an isometric cross section of one embodiment of the retainer ring 300 from a rear and front perspective, respectively. FIG. 4 illustrates an isometric view of a portion of an embodiment of the inner periphery of the retainer ring 300.

[0026] Gemäss den Fig. 2, 3 und 4 enthält der Haltering 300 einen Hauptkörper 310 mit einem im Wesentlichen zylindrischen Körper, der durch das Gehäuse der Turbine mittels im Fachgebiet bekannter Verfahren unterstützt werden kann. Obwohl es nicht dargestellt ist, kann der Haltering 300 bevorzugt in zwei Halbkreisringe unterteilt sein, um den Zusammenbau zu erleichtern. Der Hauptkörper 310 kann ein Paar von Umfangshalteansätzen 315 enthalten, die aus dem Hauptkörper 310 radial nach innen stehen. Das Paar der Umfangshalteansätze 315 kann im Wesentlichen auf der hinteren Seite des Halterings 300 angeordnet sein, wobei jeder Steg axial von dem anderen über eine vorbestimmte Breite w getrennt sein kann. Der Vorsprung d des Hauptkörpers 310 und die vorbestimmte Breite w zwischen dem Paar der Umfangsstege 315 definieren eine Umfangsringnut 320. Im Wesentlichen kann das Paar der Umfangshalteansätze 315 einen hinteren Halteansatz 325 und einen vorderen Halteansatz 330 enthalten. Der hintere Halteansatz 325 kann eine hintere Umfangsfläche 326 und eine vordere Umfangsfläche 328 enthalten und der vordere Halteansatz 330 kann eine vordere Umfangsfläche 331 und eine. hintere Umfangsfläche 333 enthalten. Referring to Figures 2, 3 and 4, the retaining ring 300 includes a main body 310 having a substantially cylindrical body which may be supported by the housing of the turbine by methods known in the art. Although not shown, the retaining ring 300 may preferably be divided into two semicircular rings to facilitate assembly. The main body 310 may include a pair of circumferential retention tabs 315 that are radially inward of the main body 310. The pair of circumferential retaining lugs 315 may be disposed substantially on the rear side of the retaining ring 300, wherein each ridge may be axially separated from the other by a predetermined width w. The protrusion d of the main body 310 and the predetermined width w between the pair of circumferential lands 315 define a circumferential annular groove 320. In essence, the pair of circumferential retaining lugs 315 may include a rear retaining land 325 and a front retaining land 330. The rear retaining lug 325 may include a rear peripheral surface 326 and a front peripheral surface 328, and the front retaining lug 330 may include a front peripheral surface 331 and a front peripheral surface 331. rear peripheral surface 333 included.

[0027] Mehrere axial ausgerichtete Durchtrittslöcher 345 können zwischen der hinteren Umfangsflache 326 und der vorderen Umfangsflache 328 des hinteren Halteansatzes 325 vorgesehen sein. Mehrere axial ausgerichtete Stichlöcher 350 können durch die Hinterseite 333 des vorderen Halteansatzes 330 hindurch vorgesehen sein. Mehrere axial ausgerichtete Stichlöcher 350 können durch die Hinterseite 333 des vorderen Halteansatzes 330 vorgesehen sein. Im Wesentlichen können die mehreren axial ausgerichteten Durchtrittslöcher 345 in dem hinteren Halteansatz 325 und die mehreren axial ausgerichteten Stichlöcher 350 in dem vorderen Halteansatz 330 radial und in Umfangsrichtung koaxial organisiert sein, um einen (nicht dargestellten) Haltestift axial durch den hinteren Halteansatz 325 und in das Bohrungsloch 350 des vorderen Halteansatzes 330 aufzunehmen. Die koaxial ausgerichteten Löcher mit Mittellinien 358 können ferner in Umfangsrichtung in Paaren gleichabständig um die Halteansätze 315 herum angeordnet sein. Es dürfte erkennbar sein, dass die Durchmesser der gepaarten Löcher 360 so bemessen sein können, dass sie Haltestifte zum Halten der Leitapparatschaufel aufnehmen. A plurality of axially aligned through holes 345 may be provided between the rear peripheral surface 326 and the front peripheral surface 328 of the rear retaining extension 325. A plurality of axially aligned stitch holes 350 may be provided through the rear side 333 of the front retention tab 330. A plurality of axially aligned stitch holes 350 may be provided through the rear side 333 of the front retaining tab 330. In essence, the plurality of axially aligned through holes 345 in the rear retention lug 325 and the plurality of axially aligned stitch holes 350 in the front retention lug 330 may be radially and circumferentially coaxially organized to axially constrain a retaining pin (not shown) through the rear retention lug 325 and into the Borehole 350 of the front retaining lug 330 record. The coaxially aligned centerline holes 358 may also be circumferentially arranged in pairs equidistantly around the retention tabs 315. It will be appreciated that the diameters of the paired holes 360 may be sized to receive retention pins for holding the nozzle blade.

[0028] Der Haltering 300 kann auch mehrere radial ausgerichtete Kühllöcher 340, die in dem Hauptkörper 310 ausgebildet sind, enthalten. Im Wesentlichen können die Kühllöcher 340 in dem Hauptkörper 310 so ausgebildet sein, dass die Löcher 340 den vorderen Halteansatz 330 entlang seiner Umfangslänge unterbrechen und dadurch mehrere Umfangssegmente 334 in dem vorderen Halteansatz 330 erzeugen. Insbesondere können, wie in den Fig. 3 und 4 dargestellt, die Kühllöcher 340 so ausgebildet sein, dass eine Mittellinie 370 von jedem der Kühllöcher 340 im Wesentlichen zu einer Umfangsmittellinie 375 der vorderen Halteansätze 330 ausgerichtet ist. The retainer ring 300 may also include a plurality of radially aligned cooling holes 340 formed in the main body 310. In essence, the cooling holes 340 may be formed in the main body 310 such that the holes 340 interrupt the front retention lug 330 along its circumferential length thereby creating a plurality of circumferential segments 334 in the forward retention lug 330. Specifically, as shown in FIGS. 3 and 4, the cooling holes 340 may be formed such that a center line 370 of each of the cooling holes 340 is substantially aligned with a circumferential centerline 375 of the front retaining tabs 330.

[0029] Aufgrund der Segmentierung des vorderen Halteansatzes 330 und der Ausrichtung der Kühllöcher 340 kann die auf den vorderen Halteansatz 330, insbesondere während eines Übergangsbetriebs der Gasturbine, einwirkende Belastungsgrösse unter die Verformungsfestigkeit des Halteringmaterials reduziert werden. Beispielsweise kann die Ausrichtung der Kühllöcher 340 zu der Umfangsmittellinie 375 des vorderen Halteansatzes 330 die auf den Halteansatz 330 einwirkende mechanische Spannung verringern, indem die an den Enden 380 von jedem der Umfangssegmente 334 erzeugten geometrischen Diskontinuitäten verringert werden. Insbesondere kann eine derartige Anordnung die Erzeugung scharfer Kanten oder Ecken an den Enden 380 verhindern, die ansonsten Bereiche hoher Spannungskonzentration auf dem vorderen Halteansatz 330 erzeugen können. Due to the segmentation of the front retaining lug 330 and the orientation of the cooling holes 340, the load on the front retaining lug 330, in particular during a transitional operation of the gas turbine, load factor under the deformation resistance of the retaining ring material can be reduced. For example, aligning the cooling holes 340 with the circumferential centerline 375 of the front retention lance 330 may reduce the mechanical stress applied to the retention lug 330 by reducing the geometric discontinuities created at the ends 380 of each of the circumferential segments 334. In particular, such an arrangement may prevent the creation of sharp edges or corners at the ends 380 which may otherwise create areas of high stress concentration on the front retention tab 330.

[0030] Ferner können, da die Kühllöcher 340 so ausgebildet werden können, dass sie den vorderen Halteansatz 330 entlang seiner Umfangslänge unterbrechen oder segmentieren, die heissesten Bereiche des Halteansatzes 330 von den kühleren Bereichen isoliert werden. Insbesondere können die Umfangssegmente 334 des vorderen Halteansatzes 330 die Stellen definieren, an welchen die geschlossenen Stichlöcher 350 die Haltestifte 490, 495 (Fig. 7) aufnehmen können, um somit eine Befestigung einer Leitapparatschaufel an dem Haltering 300 zu ermöglichen. Demzufolge können die Umfangssegmente 334 im Wesentlichen die heissesten Bereiche auf dem vorderen Halteansatz 330 definieren, da die Wärme von der Leitapparatschaufel während des Betriebs der Gasturbine übertragen wird. Somit kann die Isolation der Umfangssegmente 334 von den relativ kühleren Bereichen des vorderen Halteansatzes 330 die in dem vorderen Halteansatz 330 zu sehenden Wärmegradienten verringern und dadurch die auf einen derartigen Steg einwirkenden Wärmespannungen verringern. Further, since the cooling holes 340 can be formed to break or segment the forward retaining lug 330 along its circumferential length, the hottest portions of the retaining lug 330 can be isolated from the cooler regions. In particular, the circumferential segments 334 of the front retention lance 330 may define the locations at which the closed stitch holes 350 may receive the retaining pins 490, 495 (FIG. 7), thus allowing attachment of a nozzle vane to the retaining ring 300. As a result, the circumferential segments 334 may define substantially the hottest regions on the front retention lance 330, as the heat is transferred from the nozzle vane during operation of the gas turbine. Thus, the isolation of the circumferential segments 334 from the relatively cooler portions of the forward retention tab 330 may reduce the thermal gradients seen in the forward retention tab 330 and thereby reduce the thermal stresses imposed on such tab.

[0031] Es dürfte erkennbar sein, dass die Grösse und Form der Kühllöcher 340 im Wesentlichen von der Grösse und Konfiguration des Halteringes 300 abhängend variieren kann. Insbesondere können die Kühllöcher 340 so bemessen sein, dass der vordere Halteansatz 330 entlang seiner Umfangslänge ausreichend segmentiert wird. In einer Ausführungsform können die Kühllöcher 340 rund sein und einen Durchmesser in einem Bereich von etwa 5 cm bis 6,5 cm, wie z.B. von etwa 5,5, cm bis etwa 6,4 cm oder von etwa 5,8 cm bis etwa 6,1 cm und alle Unterbereiche dazwischen haben. Ferner dürfte auch erkennbar sein, dass die Kühllöcher 340 auch einen Pfad bereitstellen können, dass kühlende Verdichterauslassluft durch den Hauptkörper 310 des Halterings 300 strömt, um verschiedene Komponenten einer Turbinenleitapparatschaufel zu kühlen. Beispielsweise können die Kühllöcher 340 mit einem (nicht dargestellten) Innenkanal eines Leitapparatschaufelblattes in Verbindung stehen, um eine Leitapparatschaufelkühlung zu ermöglichen. It will be appreciated that the size and shape of the cooling holes 340 may vary substantially depending on the size and configuration of the retaining ring 300. In particular, the cooling holes 340 may be sized to sufficiently segment the forward retention lug 330 along its circumferential length. In one embodiment, the cooling holes 340 may be round and have a diameter in a range of about 5 cm to 6.5 cm, such as, for example. from about 5.5 cm to about 6.4 cm, or from about 5.8 cm to about 6.1 cm, and all subregions have in between. Further, it should also be appreciated that the cooling holes 340 may also provide a path for cooling compressor discharge air to flow through the main body 310 of the retainer ring 300 to cool various components of a turbine nozzle airfoil. For example, the cooling holes 340 may communicate with an inner duct (not shown) of a nozzle airfoil blade to allow nozzle vane cooling.

[0032] Der Haltering 300 kann mehrere in dem hinteren Halteansatz 325 ausgebildete Öffnungen 385 enthalten. Im Wesentlichen können die Öffnungen 385 in dem hinteren Halteansatz 325 dergestalt ausgebildet sein, dass der Halteansatz 325 entlang seiner Umfangslänge unterbrochen oder segmentiert ist. Somit können die Öffnungen 385 mehrere Umfangssegmente 390 in dem hinteren Halteansatz 325 erzeugen. Ähnlich zu Umfangssegmenten 334 des vorstehend beschriebenen vorderen Halteansatzes 330 können die Umfangssegmente 390 des hinteren Halteansatzes 325 im Wesentlichen die heissesten Bereiche auf dem Halteansatz 325 aufgrund der von der Leitapparatschaufel übertragenen Wärme definieren. Insbesondere können die Umfangssegmente 390 die Stellen definieren, an welchen die Durchtrittslöcher 435 Haltestifte 490, 495 (Fig. 7) aufnehmen können, um somit eine Befestigung einer Leitapparatschaufel an dem Haltering 300 zu ermöglichen. Demzufolge kann diese Segmentierung zur Isolation der heissesten Bereiche des hinteren Halteansatzes 325 von den relativ kühleren Bereichen dienen, und dadurch die Wärmegradienten und die sich ergebenden Wärmespannungen in dem hinteren Halteansatz 325 verringern. Insbesondere kann die Segmentierung die von dem Haltering 300 gesehene Spannung unter der Verformungsfestigkeit des Halteringmaterials halten und die Wahrscheinlichkeit des Auftretens eines unrunden Ringes in der Betriebszeit des Halteringes 300 verringern. The retaining ring 300 may include a plurality of openings 385 formed in the rear retaining extension 325. In essence, the openings 385 may be formed in the rear retention lug 325 such that the retention lug 325 is interrupted or segmented along its circumferential length. Thus, the openings 385 may create a plurality of circumferential segments 390 in the rear retention lug 325. Similar to circumferential segments 334 of the front retention lance 330 described above, the circumferential segments 390 of the rear retention lug 325 may define substantially the hottest regions on the retention lug 325 due to the heat transferred from the nozzle vane. In particular, the circumferential segments 390 may define the locations at which the through-holes 435 may receive retaining pins 490, 495 (FIG. 7) to thereby facilitate attachment of a nozzle vane to the retaining ring 300. As a result, this segmentation may serve to insulate the hottest portions of the rear retention tab 325 from the relatively cooler areas, thereby reducing the thermal gradients and resulting thermal stresses in the rear retention tab 325. In particular, the segmentation may keep the stress seen by the retaining ring 300 below the deformation strength of the retaining ring material and reduce the likelihood of a non-circular ring occurring in the operating life of the retaining ring 300.

[0033] Wie dargestellt, können die Öffnungen 385 in dem hinteren Halteansatz 325 als bogenförmige Öffnungen ausgebildet sein, um dadurch Ausbogungen entlang der Umfangslänge des Halteansatzes 325 zu definieren. Es dürfte jedoch erkennbar sein, dass die Öffnungen 385 im Wesentlichen jede Form haben können, die eine Segmentierung des hinteren Halteansatzes 325 ermöglicht. Ebenso können die Öffnungen 385 im Wesentlichen jede Grösse haben, die ausreichend die heissesten Bereiche des hinteren Halteansatzes 325 von den kühleren Bereichen isoliert. Somit kann in einer Ausführungsform jede Öffnung 385 einen Radius von etwa 2,5 cm haben, sodass jedes Umfangssegment 390 des hinteren Halteansatzes 325 vollständig von dem Nächsten isoliert ist. Jedoch wird der erforderliche Radius, die Breite oder Grösse der Öffnungen 385 im Wesentlichen von der Grösse und Konfiguration des Halterings 300 und insbesondere des hinteren Halteansatzes 325 abhängig variieren. As shown, the openings 385 in the rear retention lug 325 may be formed as arcuate openings to thereby define scallops along the circumferential length of the retention lug 325. However, it should be appreciated that the openings 385 may be of substantially any shape that allows segmentation of the rear retention lug 325. Likewise, the openings 385 may be substantially any size that will sufficiently isolate the hottest portions of the rear retention tab 325 from the cooler areas. Thus, in one embodiment, each aperture 385 may have a radius of about 2.5 cm, such that each circumferential segment 390 of the rear retaining tab 325 is completely isolated from the nearest. However, the required radius, width, or size of the openings 385 will vary substantially depending on the size and configuration of the retainer ring 300, and particularly the aft retainer tab 325.

[0034] Zusätzlich kann die Menge der durch den vorderen Halteansatz 330 ausgebildeten Kühllöcher 340 und die Menge der in dem hinteren Halteansatz 325 ausgebildeten Öffnungen 385 gleich der Gesamtanzahl der an dem Haltering 300 befestigten und davon unterstützten Turbinenleitapparatschaufeln sein. Somit kann für jede an dem Haltering 300 befestigte Turbinenleitapparatschaufel ein entsprechendes Kühlloch 340 und eine Öffnung 385 in dem Ring 300 ausgebildet sein, um die vorderen und hinteren Halteansätze 330, 325 zu segmentieren, und dadurch thermisch die heissesten Bereiche der Stege 330, 325 zu isolieren. Es dürfte jedoch erkennbar sein, dass in alternativen Ausführungsformen die Menge von in dem Haltering 300 ausgebildeten Kühllöchern 340 und Öffnungen 385 grösser oder kleiner als die Gesamtanzahl der an dem speziellen Haltering 300 befestigten Leitapparatschaufeln sein kann. Ferner dürfte erkennbar sein, dass die Stellen, an welchen die Öffnungen 385 und die Kühllöcher 340 in dem Haltering 300 ausgebildet sind, in Abhängigkeit von der Konfiguration des Halterings 300 variieren können. Beispielsweise können in einer alternativen Ausführungsform die Öffnungen 385 in dem vorderen Halteansatz 330 so ausgebildet sein, dass sie den Halteansatz 330 entlang seiner Umfangslänge unterbrechen und mehrere Umfangssegmente erzeugen. In einer derartigen Ausführungsform können die Kühllöcher 340 in dem Hauptkörper 310 so ausgebildet sein, dass die Löcher 340 den hinteren Halteansatz 325 entlang seiner Umfangslänge unterbrechen und mehrere Umfangssegmente in dem hinteren Halteansatz 325 erzeugen. In addition, the amount of the cooling holes 340 formed by the front retaining boss 330 and the amount of the openings 385 formed in the rear retaining boss 325 may be equal to the total number of the turbine nozzle blades attached to and supported by the retaining ring 300. Thus, for each turbine nozzle bucket attached to the retainer ring 300, a corresponding cooling hole 340 and opening 385 may be formed in the ring 300 to segment the front and rear retention tabs 330, 325 and thereby thermally isolate the hottest portions of the lands 330, 325 , It should be appreciated, however, that in alternative embodiments, the amount of cooling holes 340 and openings 385 formed in the retainer ring 300 may be greater or less than the total number of nozzle blades attached to the particular retainer ring 300. Further, it will be appreciated that the locations at which the openings 385 and the cooling holes 340 are formed in the retaining ring 300 may vary depending on the configuration of the retaining ring 300. For example, in an alternative embodiment, the openings 385 in the forward retention lug 330 may be configured to interrupt the retention lug 330 along its circumferential length and create a plurality of circumferential segments. In such an embodiment, the cooling holes 340 may be formed in the main body 310 such that the holes 340 interrupt the rear retaining lug 325 along its circumferential length and create a plurality of circumferential segments in the rear retaining lug 325.

[0035] Es dürfte auch erkennbar sein, dass der vorliegende Erfindungsgegenstand ferner ein Halteschema 500 der äusseren Seitenwand (Fig. 8) für eine Turbinenleitapparatschaufel einer Gasturbine umfasst. Das Halteschema 500 kann im Wesentlichen wenigstens eine Turbinenleitapparatschaufel mit einer inneren Seitenwand und einer äusseren Seitenwand und den vorstehend beschriebenen und dargestellten Haltering 300 umfassen. Insbesondere kann das Paar der Halteansätze 315 des Halterings 300 für eine Befestigung an der äusseren Seitenwand einer Turbinenleitapparatschaufel konfiguriert sein, um die Turbinenleitapparatschaufel in dem Gasströmungspfad der Turbine zu unterstützen. Ferner dürfte der Fachmann erkennen, dass, obwohl das Halteschema 500 der äusseren Seitenwand nachstehend im Zusammenhang mit der Unterstützung von Leitapparatschaufeln 400 der ersten Stufe beschrieben wird, das Halteschema 500 im Wesentlichen bei jeder Stufe in einer Gasturbine genutzt werden kann, um die Turbinenleitschaufein zu halten und zu unterstützen. It will also be appreciated that the present subject matter further includes a retaining scheme 500 of the outer sidewall (Figure 8) for a turbine nozzle of a gas turbine engine. The retaining scheme 500 may substantially include at least one turbine nozzle vane having an inner sidewall and an outer sidewall and the retaining ring 300 described and illustrated above. In particular, the pair of retaining lugs 315 of the retaining ring 300 may be configured for attachment to the outer side wall of a turbine nozzle vane to assist the turbine nozzle vane in the gas flow path of the turbine. Further, although the outer sidewall retention scheme 500 will be described below in the context of supporting first stage nozzle blades 400, those skilled in the art will appreciate that the retention scheme 500 may be utilized substantially at any stage in a gas turbine to hold the turbine nozzle and support.

[0036] Fig. 5, 6 und 7stellen eine Ausführungsform einer Turbinenleitapparatschaufel, insbesondere einer Leitapparatschaufel 400 der ersten Stufe dar, welche an dem Haltering 300 in einer Ausführungsform des Halteschemas 500 der äusseren Seitenwand befestigt und unterstützt werden kann. Insbesondere stellt Fig. 5 eine Seitenansicht einer Leitapparatschaufel 400 der ersten Stufe dar. Fig. 6 stellt eine isometrische Ansicht einer Aussenoberfläche der äusseren Seitenwand der Leitapparatschaufel 400 der ersten Stufe dar. Fig. 7 stellt eine Draufsicht auf die Aussenoberflache der äusseren Seitenwand der Leitapparatschaufel 400 der ersten Stufe dar. Figures 5, 6 and 7 illustrate an embodiment of a turbine nozzle vane, particularly a first stage vane vane 400, which may be secured and supported on the retainer ring 300 in an embodiment of the outer side wall retention scheme 500. In particular, FIG. 5 illustrates a side view of a first stage nozzle airfoil 400. FIG. 6 illustrates an isometric view of an outer surface of the outer sidewall of the first stage nozzle airfoil 400. FIG. 7 illustrates a plan view of the outer surface of the outer sidewall of the nozzle airfoil 400 the first stage.

[0037] Die Leitapparatschaufel 400 kann eine innere Seitenwand 410, eine äussere Seitenwand 420 und ein Schaufelblatt 430 dazwischen enthalten. Das Schaufelblatt 430 kann einen (nicht dargestellten) Innenhohlraum zur Leitapparatschaufelkühlung mit einem Eintritt haben, der im Wesentlichen in axialer und Umfangs-Ausrichtung zu den Kühllöchern 340 (Fig. 2, 3und 4) des Halterings 300 ausgerichtet sind. Die äussere Seitenwand 420 kann eine Aussenseite 422 und eine Innenseite 424 enthalten. Bezüglich der Ausrichtung der vier Seiten der Leitapparatschaufelseitenwand, wenn sie sich in ihrer Lage auf dem Haltering 300 befindet, ist ein hinteres Ende 450 die stromabwärts liegende Seite und ein vorderes Ende 452 die stromaufwärts liegende Seite in Bezug auf die Strömung durch die Turbine. Ferner ist die Druckseite die Seite im Uhrzeigersinn und die Saugseite die Seiten gegen den Uhrzeigersinn, wenn man in Richtung des Strömungspfads von dem Brennerende blickt. The nozzle vane 400 may include an inner sidewall 410, an outer sidewall 420, and an airfoil 430 therebetween. The airfoil 430 may have an inlet throat vane cooling cavity (not shown) substantially aligned in axial and circumferential alignment with the cooling holes 340 (FIGS. 2, 3, and 4) of the retainer ring 300. The outer side wall 420 may include an outer side 422 and an inner side 424. Regarding the orientation of the four sides of the nozzle airfoil side wall when in position on the retainer ring 300, a rear end 450 is the downstream side and a front end 452 is the upstream side with respect to the flow through the turbine. Further, the pressure side is the clockwise side and the suction side is the counterclockwise sides when looking in the direction of the flow path from the burner end.

[0038] Die Aussenseite 422 der äusseren Seitenwand 420 kann zwei Halteösen haben. Eine erste Öse 440 und eine zweite Öse 445 können vor dem hinteren Ende 450 der Seitenwand in einen vorbestimmten Abstand s positioniert sein, wobei die Ösen in einer axialen Ausrichtung in Bezug auf das hintere Ende der Seitenwand 420 liegen. Die erste Öse 440 kann auf der Druckseite 456 der Seitenwand 420 positioniert sein und die zweite Öse 445 kann auf der Saugseite 454 der Seitenwand 420 positioniert sein. Zusätzlich können die erste Öse 440 und die zweite Öse 445 in Umfangsrichtung in der Nähe zu dem Rand ihres entsprechenden Randes der äusseren Seitenwand 420 positioniert sein. Die erste Öse 440 und die zweite Öse 445 können auch eine Breite w1 enthalten, w1 kann für einen Sitz in der Umfangshaltenut 320 (Fig. 2) des Paares der Halteansätze 315 angepasst sein, wenn die Leitapparatschaufel 400 in dem Haltering 300 montiert ist. The outer side 422 of the outer side wall 420 may have two grommets. A first eyelet 440 and a second eyelet 445 may be positioned in front of the rear end 450 of the sidewall at a predetermined distance s with the eyelets in axial alignment with respect to the rear end of the sidewall 420. The first eyelet 440 may be positioned on the pressure side 456 of the sidewall 420 and the second eyelet 445 may be positioned on the suction side 454 of the sidewall 420. In addition, the first eyelet 440 and the second eyelet 445 may be circumferentially positioned near the edge of their corresponding edge of the outer sidewall 420. The first eyelet 440 and the second eyelet 445 may also include a width w1, w1 may be adapted for seating in the circumferential retention groove 320 (FIG. 2) of the pair of retaining lugs 315 when the nozzle vane 400 is mounted in the retaining ring 300.

[0039] Ferner kann die erste Öse 440 einen axial ausgerichteten offenen Schlitz 442 enthalten und die zweite Öse 445 kann ein axial ausgerichtetes geschlossenes Stiftloch 447 enthalten. Das geschlossene Stiftloch 447 und der offene Schlitz 442 können zentriert sein, sodass sie radial und in Umfangsrichtung zu der Mittellinie 358 (Fig. 2) der axial ausgerichteten gepaarten Löcher 360 (Fig. 2) in den Halteansätzen 315 ausgerichtet sind, wenn die Leitapparatschaufel 400 auf dem Haltering 300 befestigt ist. Das geschlossene Stiftloch 447 und der offene Schlitz 442 können auch so bemessen sein, dass sie Haltestifte 490, 495 für die Leitapparatschaufel 400 aufnehmen. Im Allgemeinen kann die Stabilität der Leitapparatschaufel durch eine Platzierung der Ösen so weit wie möglich vorne und so weit wie möglich voneinander entfernt verbessert werden, um grössere Momentenarme zur Reaktion auf Gasbelastungen zu erzeugen. Zusätzlich verringert die Verschiebung der Unterstützungsösen weg von der Hinterkante die in die Hinterkante eingeleitete Spannung. Further, the first eyelet 440 may include an axially aligned open slot 442 and the second eyelet 445 may include an axially aligned closed pinhole 447. The closed pin hole 447 and the open slot 442 may be centered so as to be radially and circumferentially aligned with the centerline 358 (FIG. 2) of the axially aligned paired holes 360 (FIG. 2) in the retention lugs 315 when the nozzle vane 400 is mounted on the retaining ring 300. The closed pin hole 447 and the open slot 442 may also be sized to receive retention pins 490, 495 for the nozzle vane 400. In general, the stability of the nozzle vane can be improved as much as possible by placing the ears as far forward and as far apart as possible to produce larger moment arms for responding to gas loads. In addition, the displacement of the support eyelets away from the trailing edge reduces the tension introduced into the trailing edge.

[0040] Die äussere Seitenwand 420 enthält ferner eine Sehnenscharnierschiene 460 auf dem hinteren Rand 450. Die Sehnenscharnierschiene 460 verläuft von der Innenseite der Seitenwand 420 von der Druckseite zu der Saugseite und erstreckt sich im Wesentlichen in radialer Auswärtsrichtung von dem hinteren Rand 450 der Seitenwand 420 aus. Die Sehnenscharnierschiene 460 ragt ausreichend radial nach aussen, um wenigstens teilweise oder vollständig den radialen Bereich der Durchtrittslöcher 345 (Fig. 2) in der Hinterseite 326 des hinteren Halteansatzes 325 zu überdecken. Eine Sehnenscharnierdichtung 465 kann auf der hinteren Oberfläche 468 der Sehnenscharnierschiene 460 vorgesehen sein, um eine Sitzoberfläche gegenüber dem Deckband der Laufschaufel der ersten Stufe bereitzustellen. Die Sehnenscharnierdichtung 465 stellt auch eine axiale Unterstützung für die äussere Seitenwand 420 gegenüber dem Deckband bereit. Die axiale Unterstützung durch das Deckband für die äussere Seitenwand 420 ergänzt die Radial- und Umfangsunterstützung, die durch die Halteansätze 315 des Halteringes 300 bereitgestellt wird. The outer side wall 420 further includes a chordal hinge rail 460 on the rear edge 450. The chordal hinge rail 460 extends from the inside of the side wall 420 from the pressure side to the suction side and extends in a substantially radially outward direction from the rear edge 450 of the side wall 420 out. The chordal hinge rail 460 extends sufficiently radially outwardly to at least partially or completely cover the radial portion of the through holes 345 (FIG. 2) in the rear side 326 of the rear retention lug 325. A chordal hinge seal 465 may be provided on the back surface 468 of the chordal hinge rail 460 to provide a seating surface opposite the shroud of the first stage bucket. The chordal hinge seal 465 also provides axial support for the outer sidewall 420 opposite the shroud. The axial support by the shroud for the outer side wall 420 complements the radial and circumferential support provided by the retaining lugs 315 of the retaining ring 300.

[0041] In Fig. 7 zeigt die Draufsicht auf die äussere Seitenwand, dass die Seitenwand 420 die Form eines Parallelogramms mit einem speziellen Seitenwandanstellwinkel 485 haben kann. In einer Ausführungsform ist der Seitenwandanstellwinkel 485 angenähert 23 Grad zur Axialrichtung. Die Schrägstellung führt dazu, dass in dem hinteren Ende 450 der äusseren Seitenwand 420 (und somit in der Sehnenscharnierschiene 460) in Umfangsrichtung zu der Druckseite 456 und weg von der Saugseite 454 der äusseren Seitenwand 420 verschoben sind. Wenn sich der erste Haltestift 490 in seiner Lage in der ersten Halteöse 440 befindet, wird somit eine axiale Einführung und Entfernung entlang der Mittellinienlinie 492 des ersten Haltestiftes 490 durch die Sehnenscharnierschiene 460 blockiert. Jedoch fällt die Mittellinie 496 des zweiten Haltestiftes 495 in der zweiten Halteöse 445 in Umfangsrichtung ausserhalb der Sehnenscharnierschiene 460. In Fig. 7, the top view of the outer side wall shows that the side wall 420 may be in the form of a parallelogram with a particular sidewall angle 485. In one embodiment, sidewall engagement angle 485 is approximately 23 degrees to the axial direction. The skewing results in the rear end 450 of the outer side wall 420 (and thus in the chordal hinge rail 460) being circumferentially displaced toward the pressure side 456 and away from the suction side 454 of the outer side wall 420. Thus, when the first retaining pin 490 is in position in the first retaining lug 440, axial insertion and removal along the centerline line 492 of the first retaining pin 490 is blocked by the chordal hinge rail 460. However, the center line 496 of the second retaining pin 495 in the second retaining lug 445 circumferentially outside the chordal hinge rail 460 falls.

[0042] Die innere Seitenwand 410 enthält eine Sehnenscharnierschiene 470 auf einer Innenseite 415 der Seitenwand 410. Die Sehnenscharnierschiene 470 verläuft quer zu der Innenseite 415 von der Druckseite zu der Saugseite und erstreckt sich in einer im Wesentlichen nach innen gerichteten radialen Richtung aus der Innenseite 415 der Innenseitenwand 410. Zusätzlich kann die Sehnenscharnierschiene 470 eine erhöhte Sitzoberfläche einer Sehnenscharnierdichtung 475 enthalten, die mit einem inneren Unterstützungsring darin sitzen kann, um eine axiale Unterstützung für die innere Seitenwand 410 der Leitapparatschaufel 400 bereitzustellen. Die Sehnenscharnierdichtung 475 blockiert ferner einen Durchtritt von Hochdruckluft aus dem Verdichter zwischen der inneren Seitenwand 410 und dem inneren Unterstützungsring. The inner side wall 410 includes a chordal hinge rail 470 on an inner side 415 of the side wall 410. The chordal hinge rail 470 extends transversely to the inner side 415 from the pressure side to the suction side and extends in a substantially inward radial direction from the inner side 415 inner side wall 410. In addition, tendon hinge rail 470 may include an elevated seating surface of chordal hinge seal 475 that may be seated therein with an inner support ring to provide axial support for inner sidewall 410 of nozzle vane 400. The chordal hinge seal 475 further blocks passage of high pressure air from the compressor between the inner sidewall 410 and the inner support ring.

[0043] Fig. 8 veranschaulicht eine schematische Seitenaufrissansicht einer Ausführungsform eines Schemas 500 einer äussere Seitenwandhalterung für eine Turbinenleitapparatschaufel gemäss einem Aspekt des vorliegenden Erfindungsgegenstandes. Wie vorstehend gezeigt, kann das Halteschema 500 im Wesentlichen eine Turbinenleitapparatschaufel und einen Haltering für die Unterstützung der Leitapparatschaufel umfassen. Somit kann gemäss Darstellung in Fig. 8 das Halteschema 500 eine Leitapparatschaufel 520 und einen Haltering 300 einer ersten Stufe umfassen, welche beide, wie hierin dargestellt und beschrieben, konfiguriert sein können. Heisse Verbrennungsgase strömen aus einem (nicht dargestellten) Brenner durch ein Übergangsteil 510. Die heissen Gase treten in die Leitapparatschaufel 520 der ersten Stufe ein, wobei sie auf ein Schaufelblatt 430 auftreffen. Die heissen Gase werden durch das Schaufelblatt 430 zu der Laufschaufel 540 der ersten Stufe gelenkt. Der durch die Leitapparatschaufeln durchgeführte Lenkungsprozess beschleunigt den Gasstrom, was zu einer statischen Druckreduzierung zwischen den Einlass und Auslassebenen und einer hohen Druckbelastung der Leitapparatschaufeln führt. Der Haltering 300 enthält einen segmentierten vorderen Umfangssteg 330 und einen segmentierten hinteren Umfangssteg 325, welche beide für eine Befestigung und Unterstützung der Leitapparatschaufel 520 konfiguriert sein können. Insbesondere können die Halteösen 440, 545 (eine ist dargestellt) der äusseren Seitenwand 420 für jede Leitapparatschaufel 400 der ersten Stufe in der Umfangsringnut 320 des Halterings 300 sitzen. Die Haltestifte 490, 495 (einer ist dargestellt) können durch die axialen Löcher 345 und 350 in dem hinteren Halteansatz 325 bzw. dem vorderen Halteansatz 330 eingeführt sein. Zusätzlich können die Haltestifte 490, 495 auch in dem offenen Schlitz 442 und dem geschlossenen Stiftloch 447 der Halteösen 440, 545 aufgenommen sein. Somit können die Haltestifte 490, 495 eine Radial- und Umfangsunterstützung für die Leitapparatschaufel der ersten Stufe durch die Halteösen 440, 545 bereitstellen. Die Sehnenscharnierschiene 460 auf der äusseren Seitenwand 420 stellt eine axiale Unterstützung für die Leitapparatschaufel 400 an dem Punkt bereit, wo die Sehnenscharnierdichtung 465 in Kontakt mit dem Deckband 550 der Laufschaufel 540 der ersten Stufe steht. Die Sehnenscharnierschiene 470 auf der inneren Seitenwand 410 stellt eine axiale Unterstützung für die Leitapparatschaufel 400 an dem Punkt bereit, an dem die Sehnenscharnierdichtung 475 in Kontakt mit dem Unterstützungsring 580 steht. Ferner werden die Haltestifte 490, 495 (einer ist dargestellt) an einer Rückwärtsbewegung aus den Halteösen 440, 545 durch die Sehnenscharnierdichtung 460 gehindert. FIG. 8 illustrates a schematic side elevational view of one embodiment of a schematic 500 of an outer side wall mount for a turbine nozzle airfoil according to an aspect of the present invention. As shown above, the retention scheme 500 may essentially include a turbine nozzle vane and a support ring for supporting the nozzle vane. Thus, as shown in FIG. 8, the retention scheme 500 may include a nozzle vane 520 and a first stage retention ring 300, both of which may be configured as shown and described herein. Hot combustion gases flow from a burner (not shown) through a transition piece 510. The hot gases enter the first stage nozzle bowl 520, impinging on an airfoil 430. The hot gases are directed by the airfoil 430 to the first stage bucket 540. The steering process performed by the nozzle vanes accelerates the gas flow, resulting in static pressure reduction between the inlet and outlet planes and high pressure loading of the nozzle vanes. The retainer ring 300 includes a segmented front peripheral ridge 330 and a segmented rear peripheral ridge 325, both of which may be configured for attachment and support of the nozzle vane 520. Specifically, the eyelets 440, 545 (one shown) of the outer sidewall 420 may be seated in the circumferential annular groove 320 of the retainer ring 300 for each first stage nozzle airfoil 400. The retention pins 490, 495 (one shown) may be inserted through the axial holes 345 and 350 in the rear retention lug 325 and the front retention lug 330, respectively. In addition, the retaining pins 490, 495 may also be received in the open slot 442 and the closed pin hole 447 of the eyelets 440, 545. Thus, the retention pins 490, 495 can provide radial and circumferential support for the first stage nozzle scoop through the grommets 440, 545. The chordal hinge rail 460 on the outer side wall 420 provides axial support for the nozzle vane 400 at the point where the chordal hinge seal 465 is in contact with the shroud 550 of the first stage blade 540. The chordal hinge rail 470 on the inner sidewall 410 provides axial support for the nozzle shovel 400 at the point where the chordal hinge seal 475 is in contact with the support ring 580. Further, the retaining pins 490, 495 (one shown) are prevented from moving backward out of the retaining eyes 440, 545 by the chordal hinge seal 460.

[0044] Diese Beschreibung nutzt Beispiele, um die Erfindung einschliesslich der besten Ausführungsart offenzulegen, und um auch jedem Fachmann zu ermöglichen, die Erfindung einschliesslich der Herstellung und Nutzung aller Elemente und Systeme und der Durchführung aller einbezogenen Verfahren in die Praxis umzusetzen. Der patentierbare Schutzumfang der Erfindung ist durch die Ansprüche definiert und kann weitere Beispiele umfassen, die für den Fachmann ersichtlich sind. Derartige weitere Beispiele sollen in dem Schutzumfang der Erfindung enthalten sein, sofern sie strukturelle Elemente besitzen, die sich nicht von dem Wortlaut der Ansprüche unterscheiden, oder wenn sie äquivalente strukturelle Elemente mit unwesentlichen Änderungen gegenüber dem Wortlaut der Ansprüche enthalten. This specification uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to practice the invention, including the making and use of all elements and systems, and practice of all methods involved. The patentable scope of the invention is defined by the claims and may include other examples which will be apparent to those skilled in the art. Such other examples are intended to be within the scope of the invention if they have structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or if they include equivalent structural elements with insubstantial differences from the literal languages of the claims.

[0045] Es wird Haltering 300 für eine Gasturbine offengelegt. Der Haltering 300 enthält einen Hauptkörper 310 mit einer im Wesentlichen zylindrischen Form. Ein Paar von Umfangshalteansätzen 315 ragt aus dem Hauptkörper 310 radial nach innen. Jeder Halteansatz 325, 330 des Paares der Umfanghalteansätze 315 kann entlang seiner Umfangslänge segmentiert sein. It is disclosed retaining ring 300 for a gas turbine. The retaining ring 300 includes a main body 310 having a substantially cylindrical shape. A pair of circumferential retaining tabs 315 project radially inward from the main body 310. Each retention lug 325, 330 of the pair of perimeter holds 315 may be segmented along its perimeter.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

[0046] <tb>100<sep>herkömmliches Seitenwandhalterungsschema <tb>110<sep>Leitapparatschaufel der ersten Stufe <tb>115<sep>äussere Seitenwand <tb>120<sep>innere Seitenwand <tb>125<sep>Schaufelblatt <tb>130<sep>Leitapparatschaufel-Haltering <tb>135<sep>Leitapparatschaufel-Unterstutzungsring <tb>145, 150<sep>Sehnenscharnierschienen <tb>147, 152<sep>Sehnenscharnierdichtungen <tb>160<sep>Deckband <tb>170<sep>Laufschaufel der ersten Stufe <tb>175<sep>Halteansatz <tb>180<sep>Ringnut <tb>185<sep>Haltehaken <tb>300<sep>Haltering <tb>310<sep>Körper <tb>315<sep>Paar von Halteansätzen <tb>d<sep>Vorsprungstrecke der Halteansätze <tb>w<sep>Trennungsbreite der Halteansätze <tb>320<sep>Umfangsringnut <tb>325<sep>hinterer Halteansatz <tb>326<sep>Hintere Umfangsoberfläche <tb>328<sep>vordere Umfangsoberfläche <tb>330<sep>vorderer Halteansatz <tb>331<sep>vordere Umfangsoberfläche <tb>333<sep>hintere Umfangsoberfläche <tb>334<sep>vordere Umfangssegmente <tb>340<sep>Kühllöcher <tb>345<sep>Durchtrittslöcher <tb>350<sep>Stichlöcher <tb>358<sep>Mittellinie von Löchern (345, 350) <tb>360<sep>gepaarte Löcher <tb>370<sep>Mittellinie der Kühllöcher (340) <tb>375<sep>Mittellinie des vorderen Stegs (330) <tb>380<sep>Ende des Segmentes (334) <tb>385<sep>Öffnungen <tb>390<sep>hintere Umfangssegmente <tb>400<sep>Leitapparatschaufel der ersten Stufe <tb>410<sep>innere Seitenwand <tb>415<sep>Innenseite <tb>420<sep>äussere Seitenwand <tb>422<sep>Aussenseite <tb>424<sep>Innenseite <tb>430<sep>Schaufelblatt <tb>440<sep>erste Halteöse <tb>442<sep>offener Schlitz <tb>445<sep>zweite Halteöse <tb>447<sep>geschlossenes Stiftloch <tb>450<sep>hinterer Rand <tb>s<sep>Abstand zwischen den Stegen (450, 554) und hinterem Rand (450) <tb>454<sep>Saugseite <tb>456<sep>Druckseite <tb>w1<sep>Breite der Stege <tb>460<sep>Sehnenscharnierschiene <tb>465<sep>Sehnenscharnierdichtung <tb>470<sep>Sehnenscharnierschiene <tb>475<sep>Sehnenscharnierdichtung <tb>468<sep>hintere Oberfläche <tb>485<sep>Schrägstellungswinkel <tb>490<sep>erster Haltestift <tb>492<sep>Mittellinie von 490 <tb>495<sep>zweiter Haltestift <tb>496<sep>Mittellinie von 495 <tb>500<sep>Halteschema der äusseren Seitenwand <tb>510<sep>Übergangsteil <tb>520<sep>Leitapparatschaufel der ersten Stufe <tb>540<sep>Laufschaufel der ersten Stufe <tb>550<sep>Deckband <tb>580<sep>Unterstützungsring[0046] <tb> 100 <sep> conventional sidewall support scheme <tb> 110 <sep> first stage nozzle vane <tb> 115 <sep> outer sidewall <tb> 120 <sep> inner sidewall <Tb> 125 <sep> blade <Tb> 130 <sep> nozzle vane retaining ring <Tb> 135 <sep> nozzle vane-Unterstutzungsring <tb> 145, 150 <sep> tendon hinge rails <tb> 147, 152 <sep> Chordal hinge seals <Tb> 160 <sep> shroud <tb> 170 <sep> First Stage Blade <Tb> 175 <sep> retaining extension <Tb> 180 <sep> groove <Tb> 185 <sep> retaining hooks <Tb> 300 <sep> retaining ring <Tb> 310 <sep> Body <tb> 315 <sep> Pair of stopping lugs <tb> d <sep> Leading distance of the holding lugs <tb> w <sep> Separation width of the holding approaches <Tb> 320 <sep> circumferential annular groove <tb> 325 <sep> rear stop approach <tb> 326 <sep> Rear peripheral surface <tb> 328 <sep> front peripheral surface <tb> 330 <sep> front retention approach <tb> 331 <sep> front peripheral surface <tb> 333 <sep> rear peripheral surface <tb> 334 <sep> Front Circumferential Segments <Tb> 340 <sep> cooling holes <Tb> 345 <sep> through holes <Tb> 350 <sep> stitch holes <tb> 358 <sep> Centerline of Holes (345, 350) <tb> 360 <sep> paired holes <tb> 370 <sep> Center Line of Cooling Holes (340) <tb> 375 <sep> Front Line Centerline (330) <tb> 380 <sep> end of segment (334) <Tb> 385 <sep> openings <tb> 390 <sep> rear circumference segments <tb> 400 <sep> first stage nozzle vane <tb> 410 <sep> inner sidewall <Tb> 415 <sep> inside <tb> 420 <sep> outer sidewall <Tb> 422 <sep> outside <Tb> 424 <sep> inside <Tb> 430 <sep> blade <tb> 440 <sep> first eyelet <tb> 442 <sep> open slot <tb> 445 <sep> second eyelet <tb> 447 <sep> closed pin hole <tb> 450 <sep> back edge <tb> s <sep> distance between the bars (450, 554) and the rear edge (450) <Tb> 454 <sep> suction <Tb> 456 <sep> print page <tb> w1 <sep> Width of the bars <Tb> 460 <sep> chordal hinge rail <Tb> 465 <sep> chordal hinge seal <Tb> 470 <sep> chordal hinge rail <Tb> 475 <sep> chordal hinge seal <tb> 468 <sep> back surface <Tb> 485 <sep> skew angle <tb> 490 <sep> first retaining pin <tb> 492 <sep> centerline of 490 <tb> 495 <sep> second retaining pin <tb> 496 <sep> centerline of 495 <tb> 500 <sep> Holding scheme of the outer side wall <Tb> 510 <sep> transition piece <tb> 520 <sep> First stage nozzle vane <tb> 540 <sep> First Stage Blade <Tb> 550 <sep> shroud <Tb> 580 <sep> Support Ring

Claims

A retaining ring (300) for a turbine nozzle vane (400, 520) of a gas turbine, said retaining ring (300) comprising: a main body (310) having a substantially cylindrical shape; a pair of circumferential retention lugs (315) projecting radially inwardly from the main body (310), the pair of circumferential retention lugs (315) configured for attachment to at least one nozzle vane (400, 520) of a gas turbine; and wherein each retaining lug (325, 330) of the pair of circumferential retaining lugs (315) is segmented along its circumferential length.

A retaining ring (300) according to the preceding claim, wherein the pair of circumferential retaining lugs (315) includes a front retaining lug (330) and a rear retaining lug (325).

The retaining ring (300) according to claim 2, comprising a plurality of cooling holes (340) formed in the main body (310), the plurality of cooling holes (340) breaking the front retaining lug (330) to form peripheral segments (334) in the front retaining lug (330).

The retainer ring (300) of claim 3, wherein the plurality of cooling holes (340) are formed in the main body (310) such that a centerline (370) of each of the plurality of cooling holes (340) substantially to a circumferential centerline (375) of the front retaining lug (330) is formed.

The retaining ring (300) of claim 2 having a plurality of apertures (380) formed in the rear retaining lug (325), the plurality of apertures (380) intersecting the rear retaining lug (325) to define peripheral segments (390) in the rearward To create holding approach (325).

The retaining ring (300) of claim 5, wherein the plurality of openings (380) have a curved shape.

7. Holding scheme (500) of an outer side wall for a turbine nozzle vane (400, 520) of a gas turbine, wherein the holding scheme (500) of the outer side wall comprises: a retainer ring (300) according to any one of claims 1 to 6, wherein the retainer ring (300) includes a pair of peripheral lands (315); at least one nozzle vane (400, 520) having an inner sidewall (410) and an outer sidewall (420); and wherein the pair of circumferential retention lugs (315) are configured for attachment to the outer side wall (420) so as to support the at least one nozzle vane (400, 520).

The outer sidewall retaining scheme (500) of claim 7, wherein the outer sidewall (420) includes a first eyelet (440) and a second eyelet (545), the first eyelet (440) and the second eyelet (545) for a seat in a circumferential annular groove (320) are defined, which is defined between the pair of circumferential retaining lugs (315).

The outer sidewall retaining scheme (500) of claim 8 including a first retaining pin (490) and a second retaining pin (495), said first retaining pin (490) for securing said first loop (440) in said circumferential annular groove (320). to the pair of circumferential holding lugs (315) while the second holding pin (495) is for fixing the second lug (445) in the circumferential ring groove (320) to the pair of circumferential holding lugs (315).

The outer sidewall retaining scheme (500) of any one of claims 7 to 9, including a tendon hinge rail (460) and a tendon hinge gasket (465) on the outer sidewall (420) of the at least one nozzle vane (400, 520) and chordal hinge rail (470 ) and a chordal hinge seal (475) on the inner sidewall (410) of the at least one nozzle vane (400, 520).